CN114542323B - 一种矢量喷管的控制方法及装置 - Google Patents
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Abstract
本申请属于矢量喷管控制领域，具体涉及一种矢量喷管的控制方法及装置。该方法包括步骤S1、获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态；步骤S2、根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态；步骤S3、若飞机能够进入指定机动状态，则根据所述机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；步骤S4、驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同。本申请能够有效地针对不同的机动需求做出判断与响应，不同飞行工况下实现不同的推力矢量方案，实现矢量控制与飞行舵面的精细配合，提升矢量喷管的响应速度，提升飞机的转弯速率。
Description
技术领域
本申请属于矢量喷管控制领域，具体涉及一种矢量喷管的控制方法及装置。
背景技术
战斗机发动机的矢量喷管是实现推力矢量的关键部件，其主要功能为：在战斗机飞行的过程中，通过矢量偏转实现发动机的推力矢量功能，产生偏航或滚转的加速度，从而缩短战斗机的滑跑距离、增强机动性能。发动机的矢量控制与飞机的飞行姿态、舵面等紧密相关，目前国内的尾喷管矢量控制方案设计采用整体式设计：飞行员给出推力矢量指令后，综合控制器通过参数采集，评估能否执行矢量指令，在确定允许进入矢量推力状态后，通过发动机控制***驱动作动筒带动尾喷管进行偏转，进入矢量推力状态。
随着战斗机的机动性逐步提高，飞机飞行的迎角范围逐渐扩大，对于矢量推力的需求也逐渐提升。由于整体式控制方案对于不同飞行迎角需求的针对性不强，在得到飞行员的指令后，需执行统一的判断逻辑，且矢量方法无法自主选择，导致进入矢量状态的判断、偏转角度的评估等过程响应速度相对较慢，可能无法满足战斗机机动性能的要求。
发明内容
为了解决上述问题，本申请提供一种矢量喷管的控制方法及装置，通过采用矢量喷管的分段控制方案实现发动机推力矢量控制与飞行舵面的精确配合，避免在大飞行迎角范围下，始终采用相同推力矢量控制，矢量方法无法自主选择，矢量喷管的响应速度变慢。
本申请第一方面提供了一种矢量喷管的控制方法，主要包括：
步骤S1、获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态；
步骤S2、根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态；
步骤S3、若飞机能够进入指定机动状态，则根据所述机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
步骤S4、驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同。
优选的是，步骤S1中，所述机动状态选择信号由机动控制开关给出，所述机动控制开关设置在驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，飞机对应飞机的常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态。
优选的是，步骤S2中，根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态包括：
根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°～30°；
根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°～60°；
根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°～90°。
优选的是，步骤S4进一步包括通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转，位移传感器布置于喷管上，直至喷管的偏转角度与理论偏转角度相同。
优选的是，所述矢量喷管的控制方法还包括：
步骤S5、在飞机进入机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
本申请第二方面提供了一种矢量喷管的控制装置，主要包括：
机动状态选择模块，用于获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态；
机动状态进入判定模块，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态；
矢量喷管偏转计算模块，用于若飞机能够进入指定机动状态，则根据所述机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
矢量喷管偏转控制模块，用于驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同。
优选的是，所述机动状态选择模块中，所述机动状态选择信号由机动控制开关给出，所述机动控制开关设置在驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，飞机对应飞机的常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态。
优选的是，所述机动状态进入判定模块包括：
常规机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°～30°；
超机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°～60°；
动态改出状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°～90°。
优选的是，所述矢量喷管偏转控制模块包括：
电机偏转控制单元，用于通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转；
监测单元，用于基于布置于喷管上的位移传感器对偏转角度进行监测，直至喷管的偏转角度与理论偏转角度相同。
优选的是，所述矢量喷管的控制装置还包括：
矢量状态退出模块，用于在飞机进入机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
本申请能够有效地针对不同的机动需求做出判断与响应，不同飞行工况下实现不同的推力矢量方案，实现矢量控制与飞行舵面的精细配合，提升矢量喷管的响应速度，提升飞机的转弯速率、加快机头指向，从而使飞机获得更好的机动性能。
附图说明
图1为本申请矢量喷管的控制方法的一优选实施例的流程图。
图2为本申请尾喷管操纵控制图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。
本申请第一方面提供了一种矢量喷管的控制方法，如图1所示，主要包括：
步骤S1、获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态；
步骤S2、根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态；
步骤S3、若飞机能够进入指定机动状态，则根据所述机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
步骤S4、驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同。
在一些可选实施方式中，步骤S2中，根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态包括：
根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°～30°；
根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°～60°；
根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°～90°。
本申请针对不同程度的飞行员机动性需求，对矢量喷管的控制进行分段设计，依据飞机飞行状态、发动机特性和飞行参数记录等数据，由数字式电子控制器实现逻辑判断并依照相应的控制规律指导操纵附件调节作动筒，实现喷管的矢量偏转，具体如下：
方案由飞行员指令、矢量喷管的分段控制方案两部分组成。
飞行员指令由机动控制开关、语音提示及信号传输线组成。机动控制开关位于驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，对应飞机的三种机动状态：机动状态、超机动状态、动态改出状态。当黄色开关打开时，飞机处于机动状态；当绿色开关打开时，飞机处于超机动状态；当蓝色开关打开时，飞机处于动态改出状态。若退出动态改出状态，则关闭第三个开关，同理，关闭第二个开关、第一个开关可依次退出超机动状态和机动状态。当无法进入相应机动状态时，飞行员座舱内的操纵台上会语音提示“某状态进入失败”，引起飞行员注意。
矢量喷管的分段控制方案由三段构成，根据分类，飞机的飞行迎角位于0°～30°的机动状态即为飞机的机动状态；飞机的飞行迎角介于30°～60°之间的机动状态即为飞机的超机动状态；飞机的飞行迎角介于60°～90°之间的机动状态即为动态改出状态。当飞行员给出进入某一机动状态的指令后，由飞管计算机、大气数据处理机、转速传感器、温度传感器、矢量推力控制器、电液伺服阀、作动筒、操纵机构和位移传感器构成。当飞行员输入指令进入某种机动状态时，信号传至发动机控制***矢量推力控制器，与此同时，飞行高度、飞机马赫数、飞行迎角、飞行姿态及飞行舵面等参数通过飞管计算机传给发动机矢量推力控制器，结合发动机状态参数，矢量推力控制器依据目前的飞机状态做出能否进入相应机动状态的判断。若能进入相应机动状态，则矢量推力控制器针对机动状态需求和发动机目前的工作状态计算出矢量喷管的理论偏移角度，从而驱动作动筒，直至传感器检测到喷管的位置与理论的位置相同。若不能进入相应的机动状态，则向飞行员语音提示“某状态进入失败”。
该实施例中，矢量推力控制器从飞管计算机获得飞机的飞行姿态和舵面参数，大气数据处理计算机获得飞行高度及马赫数，根据温度传感器和转速传感器计算出发动机的转速，依据不同的判断标准针对该机动状态需求进行判断，若满足进入该机动状态的要求，则依照相应控制规律驱动喷管作动装置进行相应角度的偏转。
以超机动状态为例阐述一种矢量喷管的控制方案的设计方法的操作步骤。飞行员在驾驶舱内开启红色推力矢量开关，此时喷管的矢量功能开启，打开机动控制开关中的绿色开关。飞行员的超机动需求指令传入矢量控制器，同时依据此时的飞行姿态、舵面参数、行高度马赫数及发动机状态进行判断，若不满足进入超机动状态的要求，则在驾驶舱语音播报“超机动状态进入失败”，若能够进入超机动状态，则依据超机动状态的控制规律计算出矢量喷管的理论偏转角度，如图2所示，通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转，位移传感器布置于喷管上，直至喷管的偏转角度与理论偏转角度相同。
在一些可选实施方式中，所述矢量喷管的控制方法还包括：
步骤S5、在飞机进入机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
本申请第二方面提供了一种与上述方法对应的矢量喷管的控制装置，主要包括：
机动状态选择模块，用于获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态；
机动状态进入判定模块，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态；
矢量喷管偏转计算模块，用于若飞机能够进入指定机动状态，则根据所述机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
矢量喷管偏转控制模块，用于驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同。
在一些可选实施方式中，所述机动状态选择模块中，所述机动状态选择信号由机动控制开关给出，所述机动控制开关设置在驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，飞机对应飞机的常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态。
在一些可选实施方式中，所述机动状态进入判定模块包括：
常规机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°～30°；
超机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°～60°；
动态改出状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°～90°。
在一些可选实施方式中，所述矢量喷管偏转控制模块包括：
电机偏转控制单元，用于通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转；
监测单元，用于基于布置于喷管上的位移传感器对偏转角度进行监测，直至喷管的偏转角度与理论偏转角度相同。
在一些可选实施方式中，所述矢量喷管的控制装置还包括：
矢量状态退出模块，用于在飞机进入机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
本申请能够有效地针对不同的机动需求做出判断与响应，不同飞行工况下实现不同的推力矢量方案，实现矢量控制与飞行舵面的精细配合，提升矢量喷管的响应速度，提升飞机的转弯速率、加快机头指向，从而使飞机获得更好的机动性能。
虽然，上文中已经用一般性说明及具体实施方案对本申请作了详尽的描述，但在本申请基础上，可以对之作一些修改或改进，这对本领域技术人员而言是显而易见的。因此，在不偏离本申请精神的基础上所做的这些修改或改进，均属于本申请要求保护的范围。
Claims (8)
1.一种矢量喷管的控制方法，其特征在于，包括：
步骤S1、获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态，其中，飞机的飞行迎角位于0°~30°的机动状态为飞机的常规机动状态；飞机的飞行迎角介于30°~ 60°之间的机动状态为飞机的超机动状态；飞机的飞行迎角介于60°~ 90°之间的机动状态为动态改出状态；
步骤S2、根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态，其中，机动状态选择信号传至发动机控制***的矢量推力控制器，同时，矢量推力控制器从飞管计算机获得飞机的飞行姿态和舵面参数，从大气数据处理计算机获得飞行高度及马赫数，并根据温度传感器和转速传感器计算出发动机的转速，进而做出能否进入指定的机动状态的判断；
步骤S3、若飞机能够进入指定的机动状态，则根据所述指定的机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
步骤S4、驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同；
步骤S2中，根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态包括：根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°~30°；根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°~60°；根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°~90°。
2.如权利要求1所述的矢量喷管的控制方法，其特征在于，步骤S1中，所述机动状态选择信号由机动控制开关给出，所述机动控制开关设置在驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，分别对应飞机的常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态。
3.如权利要求1所述的矢量喷管的控制方法，其特征在于，步骤S4进一步包括通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转，位移传感器布置于喷管上，直至喷管的偏转角度与理论偏移角度相同。
4.如权利要求1所述的矢量喷管的控制方法，其特征在于，所述矢量喷管的控制方法还包括：
步骤S5、在飞机进入指定的机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
5.一种矢量喷管的控制装置，其特征在于，包括：
机动状态选择模块，用于获取用户的机动状态选择信号，所述机动状态包括常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态，其中，飞机的飞行迎角位于0°~30°的机动状态为飞机的常规机动状态；飞机的飞行迎角介于30°~ 60°之间的机动状态为飞机的超机动状态；飞机的飞行迎角介于60°~ 90°之间的机动状态为动态改出状态；
机动状态进入判定模块，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入指定的机动状态，其中，机动状态选择信号传至发动机控制***的矢量推力控制器，同时，矢量推力控制器从飞管计算机获得飞机的飞行姿态和舵面参数，从大气数据处理计算机获得飞行高度及马赫数，并根据温度传感器和转速传感器计算出发动机的转速，进而做出能否进入指定的机动状态的判断；
矢量喷管偏转计算模块，用于若飞机能够进入指定的机动状态，则根据所述指定的机动状态对应的飞行迎角确定矢量喷管的理论偏移角度，否则提示状态进入失败；
矢量喷管偏转控制模块，用于驱动作动筒，直至传感器监测到矢量喷管的位置与理论位置相同；
其中，所述机动状态进入判定模块包括：
常规机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入常规机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入0°~30°；
超机动状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入超机动状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入30°~60°；
动态改出状态进入判定单元，用于根据飞机当前状态确定飞机能否进入动态改出状态，包括根据飞机当前状态确定飞机能否使飞行迎角介入60°~90°。
6.如权利要求5所述的矢量喷管的控制装置，其特征在于，所述机动状态选择模块中，所述机动状态选择信号由机动控制开关给出，所述机动控制开关设置在驾驶舱的操纵台上，由三个按钮组成，分别对应飞机的常规机动状态、超机动状态以及动态改出状态。
7.如权利要求5所述的矢量喷管的控制装置，其特征在于，所述矢量喷管偏转控制模块包括：
电机偏转控制单元，用于通过电液伺服阀驱动作动筒使尾喷管进行偏转；
监测单元，用于基于布置于喷管上的位移传感器对偏转角度进行监测，直至喷管的偏转角度与理论偏移角度相同。
8.如权利要求5所述的矢量喷管的控制装置，其特征在于，所述矢量喷管的控制装置还包括：
矢量状态退出模块，用于在飞机进入指定的机动状态后，基于温度传感器与转速传感器确定是否达到超温超转，若达到超温超转，则退出矢量状态。
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